飞行串接格的制作方法

专利名称：飞行串接格的制作方法
技术领域：
本发明总体涉及由复合材料制成的结构件以及制造这些结构件的方法。更具体而 言，本发明涉及结合多个复合材料部件的结构件，以及将这些部件组合成单体结构件的方 法。本发明尤其但不仅仅可用于具有所需翼面(airfoil)构造的飞行器机翼，而且还涉及 用复合材料制造这种机翼的方法。
背景技术：
在制造飞行器的机翼过程中，必须确定设计用于机翼的翼面构造。然后制造支承 此构造的机翼结构件。通常，此类机翼结构件具有所谓的半硬壳式结构的性质，而且同时包 括外部空气动力面和内部支架。更具体而言，盖或表层提供用于机翼的空气动力面(亦即 翼面)，且横向肋和翼梁腹板(spar web)的组合构成内部支架。盖(表层)、横向肋和翼梁 腹板在结构上相互连接在一起为飞行器的预定飞行包线提供机翼所需的强度和弹性。对飞行器机翼的常规构造而言，内部支架通常由木材、铝或这些材料的组合制成。 另一方面，盖(表层)通常由铝或涂漆布制成。对于大多数机翼构造，框架中的中空空间 (即，表层下方且机翼内部的空间)用于保持囊状结构，该囊状结构将作为飞行器的燃料电 池。与上述构造材料(即木材、铝和漆涂布)相比，复合材料(例如碳纤维和环氧树 脂)提供了重量更轻的替代方案。此外，对于飞行器机翼的制造，众所周知的是能将复合材 料形成用以提供与其它飞行器构造材料类似的强度特性。尽管将复合材料最有效和最高效 地制造为材料层，但很明显，飞行器机翼不只是材料层。如果用复合材料来构造飞行器机翼，显然必须设法将不同的复合材料层预先形成 为预定形状。更具体而言，也必须将这些层形成为各个部件，且随之能布置和组装这些部件 以形成结构件的外形。此外，为了最大化预定外形的结构强度，优选的是使这些部件彼此固 化。据此，本发明的目的是提供一种飞行器机翼，其中，飞行器机翼的支架和翼面基本 上只由复合材料制成。本发明的另一目的是提供一种用于将复合材料预成型为飞行器机翼 所需的翼面形状的方法，以及用于将这些材料固化在一起以制造机翼的相应方法。本发明 的另一目的是提供一种用于制造飞行器机翼的方法，该方法实现起来相对简易而且具有相 对高的成本效益。

发明内容
根据本发明，仅使用复合材料来制造飞行器机翼。具体地，机翼的各种部件是由复 合材料预成型的。然后组装这些部件并将它们固化在一起以制造机翼。此制造最重要的是 有效支承由机翼提供的升力的主承载构件及其支架的结构。对于本发明，使用多个在本文中被称作“串接格(kabobs)，，的部件来形成机翼的 主承载构件。更具体而言，每个串接格为具有大致矩形横截面的细长中空管。此外，每个串接格具有开口端和封闭端。在承载构件的组装过程中，以端对端的关系对齐若干个串接格 (例如三个)，其中，将串接格的封闭端插入另一串接格的开口端而形成一区段。然后以并 排关系并置若干区段而形成承载构件的支架。通过此布置，所并置的区段形成翼梁腹板。另 外，这些区段中相应串接格的并置封闭端形成机翼的横向肋。更详细地讲，分别将每个串接格预成型为承载构件的单独部件。为了做到这点， 选择具有串接格所需横截面的心棒。虽然每个串接格其自身很可能具备独特的尺寸，但基 本上以相同方式制造所有的串接格。特别地，首先将热塑性材料(例如PETG，非晶型共聚 酯)层包覆到心棒上。然后使用双层(+45°和-45° )复合材料来覆盖热塑性材料层。如 上所述，同样将热塑性复合材料定位在心棒末端的上方以形成串接格的封闭端。然后在 225-250° F范围内的温度下将复合材料和热塑性材料在心棒上共同固化大约1小时而形 成串接格。为了制造承载构件的支架，在拆除心棒时，确定所形成的串接格的尺寸并使其成 适当锥形以与其它串接格组装。在此组装过程中，将承载构件构造成限定机翼翼面的空气 动力面的一部分。此外，由于热塑性材料使得能将串接格用作油箱，因此，优选地使得各个 串接格的封闭端形成有孔。这使得封闭端能起到挡板的作用，从而燃料能在燃料电池之间 移动而不会过度抛洒。对根据本发明的承载构件的制造而言，除了作为承载构件的结构部件以外，串接 格还起到工具的作用。对于这两种功能，如上所述地并置串接格，并将其定位在复合材料层 之间。在这一点上，结构泡沫材料附加层还能够选择性地结合有复合材料层。此外，如果需 要，还可用结构泡沫材料来加固承载构件的翼梁腹板。这样做的目的在于使得结构泡沫材 料为承载构件的这些元件提供附加强度。优选地，用于此目的的结构泡沫材料为市场上可 买到的类型，例如Roahcelld/8英寸)。在任何情况下进行组装时，复合材料层形成承载构 件的内模线(IML)。内部安置有承载构件组装部件的模具形成外模线(0ML)。如上所述，在模具内将由复合材料制成的部件固化在一起。将串接格用作工具来 完成设计用于本发明的共同固化。特别地，在此过程中，以30psi至lOOpsi (优选为大约 90psi)范围内的压力对串接格内部施压。在施压时，以大约275° F的温度将复合材料层 和结构泡沫材料固化在一起大约两小时。在已制造好承载构件之后，可将飞行器机翼的其它部件安装至或适当地附接至承 载构件。特别地，可附接机翼的前缘。同样，也能附接预构造翼尖。此外，可增添诸如副翼 和襟翼之类的控制面作为机翼后缘的部分。


通过附图结合以下描述能最清楚地理解此发明的新型特征、发明本身及其结构和 操作，其中，类似的附图标记表示类似部件，附图中图1是根据本发明的飞行器机翼的承载构件的分解透视图；图2是定位用于拼接成区段的多个串接格的分解透视图；图3是承载构件与机翼的其它部件组装在一起的分解透视图；以及图4是飞行器的俯视图，其中将部分拆除从而显示出承载构件在飞行器机翼中的 位置。
具体实施例方式首先参照图1，示出了飞行器机翼的承载构件，该承载构件被总体以10标示。从 图1中可见，承载构件10包括顶盖12和底盖14，支架16定位在两个盖12/14之间。如本 发明所设计的，所有这些部件由相同的复合材料(优选为碳纤维和环氧树脂)制成，而且全 部彼此共同固化。重要的是，联合确定承载构件10的各种部件的尺寸和构造，以使得这些 部件与所需翼面的结构要求和空气动力要求相适合。对本发明而言，顶盖12和底盖14基 本上为预先制造的复合材料层。但是，盖12/14可包括选择性地添加以提供附加结构强度 的结构泡沫材料。优选地，此结构泡沫材料为市场上可买到的类型，例如Roahcell (1/8英 寸)。参照图2能最清楚地理解支架16的构造。图2中，示出了串接格18、类似的串接格18'以及18"。出于公开目的，对串接格 18进行详细描述。如图所示，串接格18具有开口端20和封闭端22。因此，串接格18为具 有大致矩形横截面的管状结构，且中空内部在端20与22之间延伸。在尺寸上，所示串接格 18的开口端20具有宽度，并在一侧具有高度hla，而在另一侧具有hlb的高度。类似地，所 示串接格18的封闭端22具有宽度w2，并在一侧具有高度h2a，而在另一侧具有h2b的高度。 技术人员将了解，根据承载构件10的构造要求来确定串接格18的尺寸Wl、hla、hlb、w2、h2a和 h2b。重要的是，尽管能改变尺寸，但开口端20的横截面积必须大于封闭端22的横截面积。 这不仅仅是出于设计目的，而且还能将串接格18形成在其上的心棒(未示出)从串接格18 移除。对于串接格18的替代方案，其开口端20可包括将串接格18有效形成为大致封闭中 空结构的隔板(未示出)。如果采用隔板，则该隔板可从端20凹陷，从而端20能以接下来 将描述的方式与另一串接格18接合。仍然参照图2，示出了串接格18的封闭端22包括伸出部24。具体而言，伸出部24 包括距离端22很近的端板26。端板26的高度和宽度尺寸也比封闭端22的高度和宽度尺 寸(即w2、h2a和h2b)稍小。就功能而言，如箭头28所示，将串接格18上的伸出部24的尺 寸形成为能配合到串接格18'的开口端20'的开口 30'中。类似地，将串接格18'的封 闭端22'处的伸出部24'的尺寸形成为能配合到串接格18"的开口端20"的开口 30" 中。另外，注意到串接格18上的伸出部24的端板26形成有孔32(注意串接格18'上的 伸出部24'具有类似孔32)。在任何情况下，当串接格18、18'和18"以端对端的关系对 齐时，它们共同形成区段34，如图1所示。返回到图1，可理解的是在所有的重要方面，区段34a和34b类似于区段34。另 外，以用于区段34的上述类似方式来构造这些区段。为此，而且尤其对于区段34a和34b， 可见在区段34a和34b以并排关系并置时，它们构成并限定支架16的重要构造方面。具体 而言，区段34a与34b之间的界面限定支架16的翼梁腹板36。同时，区段34a和34b的各 个串接格18和18'之间的界面局部限定横向肋38。另外，任意两个并排区段34将限定支 架16的相同或类似结构。而且，如果需要，则还可使用用以提供附加强度的结构泡沫材料 来加固翼梁腹板36。现在参照图3，可见组装的承载构件10为大致由40标示的飞行器机翼的整体部 分。如图所示，除承载构件10以外，机翼40还包括前缘42、翼尖44以及包括副翼48和襟 翼50的后缘46。技术人员将了解，可以以相关技术领域众所周知的任意方式将附加部件(即前缘42、翼尖44和后缘46)安装或附接至承载构件10。此外，这些附加部件(即前缘 42、翼尖44和后缘46)，可与承载构件10 —样全部由复合材料制成。在略微不同的处理过程中完成串接格18的固化和承载构件10的固化。具体地， 对承载构件10而言，将待固化的部件放入模具(未示出)并以预定温度对其进行加热预定 的持续时间。对承载构件10而言，还在模具内对串接格18施压。另一方面，在串接格18 仍位于心棒上时使串接格固化。详细地讲，首先将热塑性材料层包覆在心棒上来制成每个串接格18。然后用优选 地被制成为双层(-45°和+45° )的复合材料覆盖热塑性材料。此时还形成串接格18的 封闭端22以及该封闭端的伸出部24。然后以225-250° F范围内的温度将复合材料和热 塑性材料共同固化大约一小时。然后将所得到的串接格18从心棒移除以用于随后组装支 架16。为制造承载构件10，将底盖14放置在模具(未示出)中。将多个串接格18放置 在底盖14的顶部并使其以端对端的关系对齐，从而形成区段34。在此对齐过程中，如上所 述，一个串接格18的封闭端22容纳在另一串接格18的开口端20内而形成区段34。如此 以并排关系布置多个区段34而形成支架16所需要的构造。然后将顶盖12放在支架16上。 有了此配置，并置的区段34形成支架16的翼梁腹板36，而且相应的串接格18的并置封闭 端22形成支架16的横向肋38。只要已在模具内组装好承载构件10的部件，便封闭模具，并以30psi至lOOpsi范 围内的压力(优选为90psi)对串接格18的内部(区段34)施压。然后在大约275° F的 温度下将承载构件10的所有部件共同固化大约两小时。然后，可将机翼40组装并附接至 飞行器52，如图4所示。尽管此处详细展示和公开的特定飞行串接格完全能实现上述目的并提供此前所 述的优点，但应理解的是，本发明的这些优选实施例仅仅是示例性的，且除所附权利要求所 述以外，不限于本文所展示的构造或设计细节。
权利要求
一种用于制造结构件的方法，包括以下步骤提供多个预成型的串接格；将所述多个串接格并置成预定构造以限定所述构造的表面；将复合材料层铺放在所述构造的所述表面上；以及将所述串接格与所述复合材料层共同固化以形成所述结构件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，预成型所述串接格包括以下步骤 将热塑性材料层包覆到心棒上；用复合材料覆盖所述热塑性材料；在225-250° F范围内的温度下将所述热塑性材料和所述复合材料固化大约一小时， 从而形成所述串接格；以及将所述串接格从所述心棒移除。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述串接格在所述心棒上形成为细长中空管，所 述细长中空管具有大致矩形的横截面，并具有打开的第一端和封闭的第二端，所述第一端 和第二端之间具有预定锥度。
4.根据权利要求2所述的方法，其中所述热塑性材料为PETG。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，每个串接格形成有中空内部，且所述方法还包括 以下步骤在铺放步骤之后且在共同固化步骤之前，将所述串接格和所述复合材料层放置在模具 中；以及用30psi至IOOpsi范围内的压力对所述串接格的内部施压。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，在大约275°F的温度下实施共同固化步骤大约 两小时。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，每个串接格为细长中空管，所述细长中空管具有 大致矩形的横截面，并具有开口端和封闭端，且其中所述并置步骤还包括以下步骤以端对端的关系对齐多个串接格以形成区段，其中，在所述区段内，一个串接格的开口 端中容纳另一串接格的封闭端；以及以并排关系并置多个区段以形成所述表面，其中，并置的区段形成所述结构件的翼梁 腹板，而相应串接格的并置的封闭端形成所述结构件的横向肋。
8.根据权利要求7所述的方法，还包括将结构泡沫材料层选择性地定位在并置的区段 之间以加固所述翼梁腹板，并将结构泡沫材料层选择性地定位在所述复合材料层上以加固 所述表面。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述结构件为飞行器机翼。
10.一种用于制造结构件的方法，包括以下步骤 将热塑性材料层包覆到心棒上；用复合材料覆盖所述热塑性材料；在预选择的范围内的温度下将所述热塑性材料与所述复合材料固化预定持续时间，从 而形成串接格；并置多个所述串接格以限定具有表面的预定构造； 将复合材料层铺放在所述构造的所述表面上；以及将所述串接格与所述复合材料层共同固化以形成所述结构件。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，每个串接格形成有中空内部，且所述方法还包 括以下步骤 在铺放步骤之后且在共同固化步骤之前，将所述串接格和所述复合材料层放置在模具 中；以及以大约90psi的压力对所述串接格的内部施压。
12.根据权利要求10所述的方法，其中所述预选择的温度范围为225-250°F之间，而 所述固化步骤的预定持续时间为大约一小时，且其中，在大约225° F的温度下实施所述共 同固化步骤大约两小时。
13.根据权利要求10所述的方法，其中，每个串接格均为细长中空管，所述细长中空管 具有大致矩形的横截面，并具有开口端和封闭端，且其中所述并置步骤还包括以下步骤将一个串接格的封闭端插入另一个串接格的开口端，从而以端对端的关系对齐多个串 接格以形成区段；以及以并排关系并置多个区段以形成所述表面，其中，并置的区段形成所述结构件的翼梁 腹板，而相应串接格的并置的封闭端形成所述结构件的横向肋。
14.根据权利要求13所述的方法，还包括将结构泡沫材料层选择性地定位在并置的区 段之间以加固所述翼梁腹板，并将结构泡沫材料层选择性地定位在所述复合材料层上以加 固所述表面。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述结构件为飞行器机翼。
16.一种具有承载结构的飞行器机翼，其中所述承载结构包括多个串接格，所述多个串接格以端对端的关系对齐而形成纵向区段，其中，每个串接格 均由复合材料制成；多个纵向区段，所述多个纵向区段以并排关系并置以形成所述机翼的表面，并限定所 述承载结构的前缘和后缘；以及复合材料层，所述复合材料层被定位在所述表面上以形成所述机翼的翼面的一部分。
17.根据权利要求16所述的机翼，其中，每个串接格均为细长中空管，所述细长中空管 具有大致矩形的横截面，并具有开口端和封闭端，所述开口端和封闭端之间具有预定锥度， 且其中，并置的区段形成所述结构件的翼梁腹板，而相应串接格的并置的封闭端形成所述 结构件的横向肋。
18.根据权利要求17所述的机翼，其中，每个串接格限定有内腔，并且所述串接格包括环绕所述内腔的热塑性材料层；以及复合材料层，所述复合材料层覆盖与所述内腔相对的热塑性材料。
19.根据权利要求18所述的机翼，其中所述热塑性材料为PETG，而所述复合材料由碳 纤维和环氧树脂制成。
20.根据权利要求16所述的机翼，还包括翼面导缘，所述翼面导缘附接至所述承载构件的前缘；以及翼面尾缘，所述翼面尾缘附接至所述承载构件的后缘。
全文摘要
一种由复合材料制成的飞行器机翼及其制造方法，需要多个串接格(即，具有开口端和封闭端的大致矩形中空管)。若干个串接格端对端对齐而形成区段。然后，若干个区段并排定位并由复合材料层覆盖，从而限定所述机翼的空气动力面。所述并置区段还形成所述机翼的翼梁腹板，而所述并置区段的封闭端形成所述机翼的横向肋。由此，所述串接格形成所述机翼的主承载构件。所述复合材料区段与所述空气动力面的复合材料被固化在一起。
文档编号B64C3/24GK101842287SQ200880113455
公开日2010年9月22日 申请日期2008年9月12日 优先权日2007年9月14日
发明者丹尼·L·斯塔克, 拉里·J·阿什顿, 特洛伊·L·怀特, 迈克尔·G·阿尔曼 申请人:频谱航空有限责任公司